CA2272027C - Monitoring system for aircraft operation, especially helicopter operation - Google Patents
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration
Abstract
La présente invention concerne un système de surveillance du fonctionnement d'un aéronef, notamment d'un hélicoptère, ledit système (1) comportant des moyens (2, 3) d'acquisition et de traitement de données, susceptibles de fournir des informations relatives au fonctionnement dudit aéronef, et des moyens de visualisation (4, 5) susceptibles de visualiser au moins des informations fournies par les moyens (2, 3) d'acquisition et de traitement. Selon l'invention, les moyens (2, 3) d'acquisition et de traitement centralisent des données relatives audit aéronef et les regroupent, le cas échéant après traitement, sur des pages d'informations, et le système (1) comporte de plus des moyens de sélection pour sélectionner, parmi lesdites pages, au moins une page destinée à être visualisée par les moyens de visualisation (4, 5).The present invention relates to a system for monitoring the operation of an aircraft, in particular of a helicopter, said system (1) comprising means (2, 3) for acquiring and processing data, capable of supplying information relating to the operation of said aircraft, and display means (4, 5) capable of displaying at least information supplied by the acquisition and processing means (2, 3). According to the invention, the acquisition and processing means (2, 3) centralize data relating to said aircraft and group them together, if necessary after processing, on information pages, and the system (1) further comprises selection means for selecting, from among said pages, at least one page intended to be displayed by the display means (4, 5).
Description
SYSTEME DE SURVEILLANCE DU FONCTIONNEMENT D'UN AÉRONEF, NOTAMMENT D'UN HÉLICOPTERE
La présente invention concerne un système de surveillance du fonctionnement d'un aéronef, notammerit d'un hélicoptère.
Plus précisément, elle concerne un système de surveillance du type comportant :
- des moyens d'acquisition et de traiternent de données, susceptibles de fournir des informatioris relatives au fonctionnement dudit aéronef ; et - des moyens de visualisation comprenant au moins un écran et suscep-tibles de visualiser au moins des informations fournies par lesdits moyens d'acquisition et de traitement, en vue de leur présentation à au moins un pilote dudit aéronef.
Bien entendu, pour des raisons cle limitation de la surface disponi-ble, notamment sur le tableau de bord de l'aéronef, le nombre d'écrans desdits moyens de visualisation est généralement limité, ainsi que la taille du ou des écrans utilisés. De plus, notamment pour des raisons de con-fort du pilote, il est préférable de ne pas trop charger de signes ou de valeurs visualisés le ou lesdits écrans.
Par conséquent, seules les informations jugées essentielles sont généralement présentées au(x) pilote(s), des informations secondaires n'étant pas collectées et/ou visualisées, ce qui peut être bien entendu très gênant et ne pas permettre une surveillance satisfaisante du fonc-tionnement de l'aéronef notamment en vol, puisque le(s) pilote(s) n'a connaissance que d'une partie limitée des informations importantes.
L'efficacité de ce système de surveillance connu est donc réduite et souvent insuffisante.
Par un article de Farmer, intitulé "The mission computer/electronic display subsystem for the C-17A avionics suite" (IEEE 1992), on connaît SYSTEM FOR MONITORING THE OPERATION OF AN AIRCRAFT, NOTHING A HELICOPTER
The present invention relates to a system for monitoring the operation of an aircraft, including a helicopter.
More specifically, it concerns a monitoring system of the type comprising:
- means of acquisition and processing of data, likely to provide information relating to the operation of said aircraft; and viewing means comprising at least one screen and capable of able to view at least information provided by the said means of acquisition and processing, with a view to their presentation at least one pilot of said aircraft.
Of course, for reasons of limitation of the available surface particularly on the dashboard of the aircraft, the number of said viewing means is generally limited, as well as the size the screen or screens used. Moreover, in particular for reasons of the pilot, it is best not to overload signs or values displayed on the one or more screens.
Therefore, only the information deemed essential is generally presented to the pilot (s), secondary information not being collected and / or visualized, which can of course be very inconvenient and not to allow a satisfactory monitoring of the the aircraft, particularly in flight, since the pilot (s) only a limited part of the important information.
The effectiveness of this known surveillance system is therefore reduced and often insufficient.
By an article by Farmer, entitled "The mission computer / electronic display subsystem for the C-17A avionics suite "(IEEE 1992), we know
2 un système de surveillarice de ce type. Ce système comporte également des moyens pour sélectionner des formats correspondant à différents modes, ainsi qu'à des "sous-modes". Toutefois, seules certaines informa-tions jugées essentielles sont collectées et susceptibles d'être visualisées de sorte que ce système connu présente les inconvénients précités.
Il en est de même du système idécrit dans un article de Gârtner, intitulé "Human engineering evaluation of a cockpit display/input device using a touch sensitive screen" ("Agard conference proceedings n 240").
La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvé-nients. Elle concerne un système de surveillance du type précité, permet-tant une surveillance à la fois globale et. efficace du fonctionnement d'un aéronef, notamment d'un hélicoptère.
Selon l'invention, le système de surveillance du fonctionnement d'un aéronef, notamment d'un hélicoptère, ledit système comportant :
- des moyens d'acquisition et de traiternent de données, susceptibles de fournir des informations qui sont relatives au fonctionnement dudit aé-ronef et qui sont regroupées sur des pages d'informations ;
- des moyens de visualisation susceptibles de visualiser au moins des informations fournies par lesdits moyens d'acquisition et de traitement, en vue de leur présentation à au moins un pilote dudit aéronef ; et - des moyens de sélection pour sélectionner, parmi lesdites pages d'in-formations, au moins une page d'informations destinée à être visuali-sée par lesdits moyens de visualisation, est remarquable en ce que lesdits moyens d'acquisition et de traitement centralisent des données relatives audit aéronef et les regroupent, le cas échéant après traite.ment, sur lesdites pages d'informations, en ce que lesdits moyeris d'acquisitiori et de traitement forment au moins une page d'informations comportant un compte-rendu de vol d'au moins le dernier vol dudit aéronef, et en ce que lesdits rnoyens de sélection sélectionnent 2 a monitoring system of this type. This system also includes means for selecting formats corresponding to different modes, as well as "sub-modes". However, only certain information deemed essential are collected and likely to be visualized so that this known system has the aforementioned drawbacks.
It is the same with the system idecrit in an article of Gârtner, entitled "Human engineering evaluation of a cockpit display / input device using a touch sensitive screen "(" Agard conference proceedings n 240 ").
The present invention aims to remedy these drawbacks.
vantages. It concerns a surveillance system of the aforementioned type, allowing both a global and a surveillance. effective functioning of a aircraft, including a helicopter.
According to the invention, the operation monitoring system an aircraft, in particular a helicopter, said system comprising:
- means of acquisition and processing of data, likely to provide information which relates to the functioning of that are grouped together on information pages;
visualization means capable of visualizing at least information provided by said acquisition and processing means, for presentation to at least one pilot of said aircraft; and selection means for selecting, from among said pages of information, at least one page of information intended to be by said display means, is remarkable in that said acquisition and processing means centralize data relating to said aircraft and group them together, where after processing, on the said pages of information, in that said means of acquisition and processing form at least one page information including a flight report of at least the last flight of said aircraft, and in that said selection means select
3 automatiquement, à la fin d'un vol dudit aéronef, ledit compte-rendu de vol qui est alors visualisé automatiquemi:nt par lesdits moyens de visuali-sation.
Ainsi - grâce à la centralisation des données par les moyens d'acquisition et de traitement, le système conforme à l'invention prend en compte tou-tes les données susceptibles d'influer sur le fonctionnement dudit aé-ronef, comme on le verra plus en détail ci-dessous ;
- grâce à la possibilité de sélections d'irrformations, le(s) pilote(s) de l'aé-ronef est susceptible de prendre corinaissance d'une quantité impor-tante d'informations, riotamment des informations qui ne sont généra-lement pas visualisées par manque de place sur les systèmes usuels, ladite sélection étant par exemple réalisée en fonction de conditions de vol ou de phases de vol déterminées ou en fonction d'un prétraitement identifiant des conditions de fonctionnement anormales et n'informant le(s) pilote(s) que dans ce cas ; et - grâce à l'invention, le compte-rendu du vol est automatiquement dis-ponible à la fin de chaque vol, ce qui permet par conséquent une surveillance globale et efficace du fonctionnement de l'aéronef.
De plus, comme on le verra ci-dessous, en regroupant les informa-tions par catégories horriogènes sur les différentes pages, on simplifie la compréhension et la gestion des informations par le(s) pilote(s).
En outre, par des sélections appropriées, par exemple de deux ou trois pages déterminées à visualiser simultanément, on est toujours en mesure de fournir les paramètres essentiels à l'équipage de l'aéronef, ce qui augrnente également l'efficacité de la surveillance.
De façon avantageuse, les informations à visualiser concernent, notamment pour un hélicoptère CA 02272027 1999-05-13 ~ 3 automatically, at the end of a flight of said aircraft, said report of flight which is then visualized automatiquemi: nt by said visualization means tion.
So - thanks to the centralization of data by means of acquisition and process, the system according to the invention always takes into account data likely to affect the functioning of the said ronef, as will be seen in more detail below;
- thanks to the possibility of selections of information, the pilot (s) of an aero-is likely to take a significant amount information, often with information that is not generally not visualized by lack of space on the usual systems, said selection being for example made according to conditions of flight or flight phases determined or according to a pretreatment identifying abnormal and non-informative operating conditions the pilot (s) only in this case; and thanks to the invention, the report of the flight is automatically available at the end of each flight, which consequently allows a global and effective monitoring of the operation of the aircraft.
Moreover, as will be seen below, by grouping the information horrific categories on the different pages, we simplify understanding and management of information by the pilot (s).
In addition, by appropriate selections, for example two or three pages determined to view simultaneously, we are still in able to provide the essential parameters to the crew of the aircraft, this which also increases the effectiveness of surveillance.
Advantageously, the information to be displayed concerns, especially for a helicopter CA 02272027 1999-05-13 ~
4 - au moins les valeurs d'au moins certains des paramètres suivants, d'au moins un moteur de l'aéronef : la vitesse de rotation du générateur de gaz du moteur, la température d'éjection des gaz à l'entrée de turbine libre, le couple moteur, la température de l'huile et la pression de l'huile ; et/ou - au moins les valeurs d'au moins certains des paramètres suivants dudit hélicoptère : la température et la pression de la boîte de transmission principale, des caractéristiques électriques, la pression hydraulique, le moment de flexion de l'arbre du rotor principal, la quantité et la pres-sion du carburant et la vitesse d'avance maximale de l'hélicoptère.
Dans un mode de réalisation particulier, au moins certaines des in-formations précitées ne sont visualisées que lorsqu'elles représentent un fonctionnement anormal.
En outre, avantageusement, lesdits moyens d'acquisition et de traitement forment des pages d'informations comportant respectivement :
- au moins un iridicateur de première limitation représentatif d'un para-mètre limitant au moins un moteur dudit aéronef ; et/ou - au moins des informations sur des caractéristiques d'au moins un mo-teur dudit aéronef ; et/ou - au moins des informations sur des caractéristiques électriques dudit aéronef ; et/ou - au moins des informations sur un coritrôle santé d'au moins un moteur dudit aéronef, ainsi qu'au moins un compte-rendu de vol d'au moins le dernier vol dudit aérorief.
De plus, de préférence, ledit compte-rendu de vol comporte au moins certaines des informations suivantes - le numéro du vol - la durée du vol - le nombre de cycles du ou des moteurs - le nombre total de cycles du ou des moteurs - le nombre de cycles de la turbine libre ;
- le nombre total de cycles de la turbine libre 4 - at least the values of at least some of the following parameters, from least one engine of the aircraft: the speed of rotation of the generator of engine gas, the gas ejection temperature at the turbine inlet free, the engine torque, the oil temperature and the pressure of oil; and or at least the values of at least some of the following parameters of said helicopter: the temperature and pressure of the gearbox main, electrical characteristics, hydraulic pressure, bending moment of the main rotor shaft, the quantity and pressure fuel and the maximum speed of the helicopter.
In a particular embodiment, at least some of the The aforementioned formations are visualized only when they represent a abnormal operation.
In addition, advantageously, said means for acquiring and processing forms information pages comprising respectively:
at least one first limitation iridicator representative of a para-meter limiting at least one engine of said aircraft; and or - at least information on characteristics of at least one model said aircraft; and or at least information on electrical characteristics of said aircraft; and or at least information on a health coritrol of at least one engine said aircraft, as well as at least one flight report of at least the last flight of said aerorief.
In addition, preferably, said flight report includes less some of the following information - the flight number - the duration of the flight - the number of cycles of the engine (s) - the total number of cycles of the engine (s) the number of cycles of the free turbine;
- the total number of cycles of the free turbine
5 - le cas échéant, un message indiquant une détection de panne pendant le vol ; et - le cas échéant, un message indiquanl: une détection de dépassements de limitations.
En outre, pour des raisons de sécurité, lesdits moyens de visuali-sation visualisent ledit compte-rendu de vol uniquement et automatique-ment lorsque le moteur dudit hélicoptère est à l'arrêt et que son rotor principal ralentit.
Par ailleurs, de façon avantageuse, ledit système enregistre en continu des paramètres cie fonctionnement d'au moins un moteur de l'aé-ronef, ainsi que le cas échéant des iriformations de panne, et lesdits moyens de sélection sont formés de manière à permettre à un pilote de l'aéronef de visualiser lesdits paramètres de fonctionnement et lesdites informations de panne.
Ainsi, le pilote peut suivre l'évolution des paramètres choisis et il peut par exemple effectuer des vérifications utiles ou nécessaires, ce qui lui permet de réaliser une surveillance efficace du ou desdits moteurs.
De plus, dans le cas d'une panne, il peut se faire rapidement une opinion juste et objective sur la gravité et les éventuelles conséquences de ladite panne.
Dans un mode de réalisation particulièrement avantageux, lesdits moyens de sélection sélectionnent autornatiquement des pages d'informa-tions à visualiser, en fonction de l'état dudit aéronef, par exemple un état de vol ou un état à l'arrêt.
De plus, en variante et/ou en complément du mode de réalisation précédent, lesdits moyens de sélection comportent des moyens actionna-bles par un pilote et formés de manière à permettre audit pilote de sélec-tionner la page d'informations à visualiser, ce qui procure audit pilote une maîtrise totale des informations visualisées, celui-ci pouvant réaliser la sélection librement, par exemple en fonction de conditions ou de phases de vol ou simplement en cas de besoin cl'une information particulière.
Dans ce cas, avantageusement, lesdits moyens actionnables sont formés de manière à permettre une sélection cyclique d'au moins certai-nes desdites pages d'informations. De plus, de préférence, lesdits moyens de visualisation comportent au moins deux écrans susceptibles de visualiser des pages d'informations et uniquement l'un desdits écrans est utilisé pour ladite sélection cyclique, l'autre affichant toujours la même page d'informations, qui comporte de ce fait de préférence des informations importantes, voire essentielles, pour la surveillance.
En outre, pour faciliter au pilote la compréhension et la gestion des informations visualisées, de façon avantageuse :
- lesdits moyens de visualisation comportent au moins un écran compre-nant une pluralité de couleurs différentes, représentant respective-ment :
. le fond ;
. des échelles, des aiguilles d'indicateurs et des valeurs numériques . des premières limitations et des premières symbologies de pannes . des secondes limitations et des secondes symbologies de pannes . des unités ; et . le niveau de carburant de l'aéronef - lesdites couleurs sont soumises à un ordre de priorité, pour éviter des superpositions de couleurs sur ledit écran - pour mettre en évidence la valeur d'au moins un paramètre visualisé, par rapport à au moins une valeur limite dudit paramètre, lesdits moyens de visualisation visualisent, en plus de ladite valeur, au moins un signe caractéristique dont la couleur et/ou la forme varient en fonc-tion de cette valeur, relativement à laclite valeur limite ; et/ou - lesdits moyens de visualisation comportent au moins un écran compre-nant une matrice active à cristaux liquides.
Par ailleurs, le système conforme à l'invention comporte au moins un, mais de préférence une pluralité de modules remplaçables, ce qui permet de réparer rapidement une éventuelle panne dudit système, en remplaçant simplement le module qui est à l'origine de cette panne.
En outre, avantageusement, ledit système est réalisé, au moins en partie, sous forme d'une architecture duale. Notamment, lesdits moyens d'acquisition et de traitement comportent de préférence au moins deux chaînes d'acquisition et de traitement différentes et lesdits moyens de visualisation comportent au rnoins deux écrans associés respectivement auxdites chaînes d'acquisition et de traitement.
Ainsi, grâce à cette architecture duale du système conforme à
l'invention, on accroît considérablement la sécurité de ce dernier, puis-qu'en cas de panne d'une partie dudit système (par exemple d'un premier écran), ledit système peut continuer à fonctionner au moyen de la partie correspondante non en panne (à savoir le second écran dans l'exemple considéré).
De plus, selon l'invention, ledit système est formé de manière à
pouvoir acquérir des données par au moins une voie d'acquisition unique, ladite voie d'acquisition étant dédoublée à l'intérieur dudit système pour la transmission desdites données à des parties doublées de ladite archi-tecture duale.
Ceci permet en particulier de réduire le nombre de connecteurs, de protections et d'interfaces d'acquisition, et donc la masse et le coût du système, sans diminuer sa sécurité.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 est le schéma synoptique d'un système de surveillance conforme à l'invention.
Les figures 2A à 5C montrent différentes pages d'informations vi-sualisées, en fonction de l'état dudit syst:ème de surveillance.
La figure 6 illustre schématiquernent un automate de présentation de messages.
La figure 7 illustre un indicateur de la valeur d'un paramètre, pour différentes valeurs dudit paramètre.
Le système 1 conforme à l'invention et représenté schématique-ment sur la figure 1 est destiné à perrnettre à un pilote de surveiller le fonctionnement d'un aéronef, en l'occurrence d'un hélicoptère non repré-senté.
Ledit système 1 est du type comportant - des moyens 2 et 3 d'acquisition et de traitement de données, suscep-tibles de fournir des informations relatives au fonctionnement dudit aé-ronef ; et - des moyens de visualisation 4 et 5 susceptibles de visualiser au moins des informations fournies par lesdits rnoyens 2 et 3 d'acquisition et de traitement, en vue de leur présentation à au moins un pilote dudit aé-ronef.
Selon l'invention, lesdits moyens 2 et 3 d'acquisition et de traite-ment centralisent des données relatives audit hélicoptère et les regrou-pent, le cas échéant après traitement, sur des pages d'informations, comme on le verra plus en détail ci-dessous, et ledit système 1 comporte de plus des moyens de sélection B3 pour sélectionner, parmi lesdites pa-ges d'informations, au moins une page d'informations destinée à être vi-sualisée par lesdits moyens de visualisation 4 et 5.
Ainsi, grâce à la centralisation de données et à la possibilité de sélectionner les pages visualisées et airisi d'augmenter la masse d'infor-mations pouvant être fournie au(x) pilote(s), le système 1 conforme à
l'invention permet une surveillance à la fois globale et très efficace du fonctionnement de l'hélicoptère.
De plus, selon l'invention, ledit système de surveillance 1 com-porte un système principal 1 A et un système auxiliaire 1 B, précisés ci-après, ledit système auxiliaire 1 B étant généralement prévu dans le cas d'un hélicoptère bimoteur.
Le système principal 1 A présente une structure duale et com-prend :
- une première chaîne 2A d'acquisition et de traitement de données, à
laquelle sont reliés, par une liaison 6, des premiers éléments de visuali-sation 4A ; et - une seconde chaîne 2B d'acquisitiori et de traitement de données, à
laquelle sont reliés, par une liaison 7, des seconds éléments de visuali-sation 4B.
On notera que dans le cas d'un aéronef bimoteur, lesdites chaînes 2A et 2B sont associées respectivement plus particulièrement aux deux moteurs dudit aéronef.
A cet effet, la chaîne 2A reçoit des données relatives à un premier desdits moteurs, notamnierit d'un dispositif de surveillance dudit moteur du type "FADEC", comme représenté de façon généralisée par une liaison 8.
Il en est de même pour la chaîne 2B vis-à-vis du second desdits moteurs, comme représenté de façon générale par une liaison 10.
Ces données comportent à chaque fois par exemple les valeurs respectivement de la vitesse de rotation du générateur de gaz du moteur 5 (Ng), de la température ci'éjection des gaz à l'entrée de turbine libre (T4) et du couple de la boîte cle transmission principale.
De plus, lesdites chaînes 2A et 2B reçoivent des données identi-ques, comme illustré par une liaison 9 dédoublée en un point D, et no-tamment les valeurs du moment de flexion de l'arbre du rotor principal, 10 de la quantité et de la pression du carburant, de la pression et de la tem-pérature d'tiuile du moteur et de la boîte de transmission principale, mais aussi les valeurs Ng et T4 ou des couples de valeurs analogiques pour rendre redondante l'entrée du "FADEC", ou encore la vitesse d'avance maximale de l'hélicoptère.
Selon l'invention, ledit point D peut être intégré à l'équipement pour réduire, en particulier, le nombre dE: connecteurs, d'éléments de pro-tection contre la foudre et d'interfaces ci'acquisition, sans diminuer la sé-curité globale du système 1.
En outre, ledit système 1 A est formé de modules remplaçables non représentés et comprenant notamrrient les chaînes 2A et 2B. Ainsi, en cas de panne d'une desdites chaînes 2A et 2B, il suffit de remplacer le module correspondant, ce qui garantit une réparation rapide et peu coû-teuse, puisqu'il n'est pas nécessaire de toucher à la globalité du système 1.
De plus et étant donné les redondances mises en oeuvre, l'en-semble des paramètres essentiels est toujours disponible après la panne d'une chaîne de sorte que le vol peut être effectué avec un seul module opérationnel. Il s'agit, alors, d'une situation dite de vol sous conditions "Master Minimum Equipment List" ou encore MMEL.
Par ailleurs, concernant le système auxiliaire 1 B, les moyens 3 d'acquisition et de traitement qui sont reliés par une liaison 11 aux moyens de visualisation 5 reçoivent des données par l'intermédiaire d'une liaison 12 et notamment les valeurs de la quantité, de la pression et du débit du carburant.
Comme indiqué précédemment, lesdits moyens 2 et 3 forment des pages d'informations susceptibles d'être visualisées.
Selon l'invention, les moyens 2 forment au moins - une page P1 relative à un indicateur de première limitation (IPL) repré-sentatif de paramètres caractéristiques à limiter d'au moins un moteur dudit aéronef ;
- une page P2 relative à des informations sur des caractéristiques d'au moins un moteur dudit aéronef, ladite page P2 étant présenté plus en détail ci-dessous en référence à la figure 6;
- une page P3 relative à des informations sur des caractéristiques élec-triques dudit aéronef ;
- une page P4 relative à des informations sur un contrôle santé d'au moins un moteur dudit aéronef ;
- une page P5 indiquant les performances de l'aéronef vis-à-vis de la masse ; et - une page P6 relative à un compte-rendu de vol d'au moins le dernier vol dudit aéronef ; ainsi qu'éventuellement - une page non représentée fournissant les performances, en fonction de la masse et du centrage de l'hélicoptère (calcul de la position du centre de gravité) calculés automatiquement: en prenant en compte le remplis-sage des différents réservoirs, grâce à des capteurs correspondants ou de la charge à l'élingue, également mesurée en permanence.
A titre d'exemples non limitatifs, on précise ci-après les différents types d'inforrnations que peuvent contenir lesdites pages P1 à P4 et P6.
La page P1 contient par exemple - des informations liées aux limitations du ou des moteurs de l'hélicop-tère et regroupées sur un indicateur global. Ces limitations portent gé-néralement sur trois paramètres : le régime du générateur de gaz (Ng), le couple moteur (Cm) et la température d'éjection des gaz à l'entrée de turbine libre (T4), qui sont calculés par les moyens 2 et sont re-groupés sur un indicateur de prernière limitation de type connu (fonction IPL obtenue à partir de ces paramètres) - la température extérieure ; et - des informations liées au circuit de carburant de l'hélicoptère ; ainsi que - des messages éventuels à destinatiorr des membres de l'équipage, en particulier des messages indiquant le cas échéant une panne des moyens 2A ou 2B ou une disserriblance entre des informations émises respectivement par ces moyens 2A et 2B.
Dans un mode de réalisation particulier, un seul message peut être visualisé, et on définit un ordre de priori'té entre les différents messages à
visualiser. Ce mode de réalisation particulier peut également être mis en oeuvre pour les pages P2 et P3. Un tel mode de réalisation permet, en particulier, de prévenir l'équipage d'événements anormaux se produisant sur des paramètres surveillés, mais non visualisés.
En outre, la page P2 contient par exemple - des paramètres moteurs primaires, tels que les paramètres Ng, Cm et T4 précités, sous forme d'indicateurs séparés - la température extérieure ;
- des informations liées au circuit de carburant de l'aéronef ; et - d'éventuels messages, tels que la panne de la fonction IPL précitée.
Quant à la page P3, elle peut coritenir notamment - des paramètres secondaires de contrôle du ou des moteurs, tels que la pression et la température de l'huile ;
- des paramètres liés au système de production d'électricité de l'aéro-nef ;
- le débit du carburant ; et éventuellement - des messages.
Par ailleurs, la page P4 peut visualiser soit une première page in-diquant les conditions à respecter pour effectuer un contrôle santé d'un moteur, et permettant à l'équipage de l'aéronef de suivre l'évolution dudit contrôle, soit une seconde page indiquant les résultats d'un tel contrôle, ainsi que les paramètres utilisés à cet effet.
Quant au compte-rendu de vol présenté sur la page P6, il com-porte au moins certaines des informatioris suivantes - le numéro du vol - la durée du vol ;
- le nombre de cycles du ou des moteurs - le nombre total de cycles du ou des nioteurs - le nombre de cycles de la turbine libre ;
- le nombre total de cycles de la turbine libre - le cas échéant, un message indiquant une détection de panne pendant le vol ; et - le cas échéant, un message indiquant une détection de dépassements de limitations.
En outre, en fonctionnement normal du système 1, les moyens 5 affichent une page 7 qui comprend, cornme illustré schématiquement sur la figure 2A :
- sur une première demi-page P7A, des conseils et des avertissements et - sur une seconde demi-page P7B, des informations concernant le carbu-rant, telles que la quantité, la pression et le débit, le temps de vol res-tant dans les conditioris de vol actuelles.
Comme on peut le voir notamnient sur la figure 2A, le système 1 A comporte des écrans El et E2 et le système 1 B un écran E3. Ces écrans El à E3 sont pourvus chacun de préférence d'une matrice active à
cristaux liquides. Une telle matrice est: particulièrement appropriée à la présentation des informations relatives à la présente invention et offre notamment des possibilités d'évolution de la symbologie, comme un choix des unités utilisées, une adaptation des symboles ou une modifica-tion des échelles.
Par conséquent, on peut visualiser sur les écrans El à E3 au maximum trois desdites pages P1 à P7 simultanément, par l'intermédiaire du système 1 conforme à l'invention.
II est donc nécessaire de sélectionner les pages à visualiser, qui peuvent être remplacées par d'autres pages au cours du vol, comme pré-cisé ci-dessous.
Selon l'invention, cette sélection peut être réalisée à la fois - automatiquement, par des moyens iritégrés dans ledit système 1, no-tamment en fonction de l'état de l'aéronef (vol/arrêt), comme on le ver-ra ci-dessous en référence aux figures 2A, 3A, 4A et 5A ; et - manuellement par le pilote, par l'intermédiaire d'un moyen actionnable, de préférence un bouton B3, comme précisé ci-dessous en référence aux figures 2B, 3B, 4B et 5B, en foriction des besoins ou des messa-ges fournis, tel que défini précédemrrient.
De plus, comme on peut notamment le voir sur les figures 2A et 3A, les moyens 4 comportent :
- des boutons B1 et B2 pour commander la mise sous ou hors tension respectivement des écrans El et E2 - le bouton B3 pour réaliser la sélection manuelle des pages P1 à P7 à
visualiser ;
- un bouton B4 pour revenir à l'état de visualisation initial, au cours d'un vol ;
- des boutons B5 à B8 pour sélectionrier, modifier et valider un champ de données ; et - des boutons B9 et B10 pour modifier la luminosité, respectivement dans les deux sens, des écrans El et E2.
Quant aux moyeris 5, ils comportent - un bouton B11 pour commander la mise sous ou hors tension de l'écran E3 - un bouton B12 pour sélectionner des caractéristiques optionnelles - un bouton B13 pour sélectionner un champ de données ; et - des boutons B14 et B15 pour modifier la luminosité de l'écran E3.
Selon l'invention, en fonctionnernent normal, le système 1 visua-lise sur lesdits écrans El à E3 respectivE:ment les pages P1, P3 et P7 pré-citées et comportant les caractéristiques essentielles.
De plus, à la fin d'un vol, ledit système 1 sélectionne et visualise automatiquement la page P6, c'est-à-dire le compte-rendu de vol. Ceci est représenté sur les figures 2A, 3A, 4B et 5A, où la flèche 13 illustre à
chaque fois une telle sélE:ction automati(lue.
Toutefois, selon l'invention, la présentation du compte-rendu de vol n'est mise en oeuvre que lorsque lei,s) moteur(s) dudit hélicoptère est à l'arrêt et que son rotor principal ralentit. Ceci a pour but d'éviter la pré-sentation du compte-rendu de vol (et donc l'utilisation d'un écran) dans le cas d'une autorotation où le rotor tourne alors que le moteur est à l'arrêt, puisque dans ce cas le pilote a besoin cle nombreux paramètres de vol et donc de tous les écrans, pour contrôler cette situation souvent critique.
Dans un mode de réalisation particulièrement avantageux, le sys-tème 1 conforme à l'invention est susceptible de présenter les n derniers comptes-rendus de vol (n étant un entier, par exemple égal à 32), ce qui permet au pilote de rédiger globalement en une seule fois plusieurs comp-tes-rendus de vol, par exemple sous forme d'un compte-rendu journalier.
En outre, les figures 2B, 3B, 4B et 5B illustrent une sélection ma-nuelle conforme à l'invention dans des situations de vol correspondant respectivement à celles des figures 2A, 3A, 4A et 5A.
Plus précisément, on notera que :
- les figures 2A et 2B concernent le cas général où le système 1 fonc-tionne normalement ;
- les figures 3A et 3B concernent la sil:uation où l'un des moyens 4A ou 4B (ou l'un des moyens 2A ou 2B associés) est en panne, en l'occur-rence l'écran E2. Seules deux chaînes 2A, 4A et 1 B d'acquisition, de traitement et de visualisation sont alors disponibles ;
- les figures 4A et 4B concernent la situation où les moyens 5 et/ou les moyens 3 sont en panne. De même ici, seules deux chaînes (les deux chaînes du système 1 A) sont disponibles ; et - les figures 5A, 5B et 5C illustrent la situation où une seule chaîne est disponible, à savoir celle relative à l'écran El pour les figures 5A et 5B
et celle relative à l'écran E3 pour la figure 5C (ledit écran E3 montrant la page P7 dans ce cas).
Selon l'invention, le pilote réalise ladite sélection manuelle en ac-tionnant le bouton B3, une telle action étant représentée par une flèche 14.
Comme on peut le voir sur les figures 2B, 3B, 4B et 5B, cette sé-lection est du type cyclique et correspond donc à une permutation circu-laire, puisqu'après un certain nombre d'actionnements permettant de mettre en évidence successivement les différentes fonctionnalités, on re-trouve la situation initiale.
Plus précisément, dans les situations représentées respective-ment :
- sur la figure 2B, la permutation circulaire n'agit que sur l'écran E2 qui visualise successivement les pages P:3, P4, P5 et P2 ;
- sur la figure 3B, la permutation circulaire agit successivement sur la visualisation des écrans El et E3 qui montrent successivement les pai-res de pages P1 et P7, P1 et P3, P5 et P7, P2 et P7. La relation entre les systèmes 1 A et 1 B pour mettre en oeuvre cette action réciproque est illustrée par une flèche F sur la figure 1. On notera de plus que les deux dernières présentations P5 et P7, P2 et P7 sont uniquement auto-risées lorsque l'aéronef se trouve au sol ;
- sur la figure 4B, la permutation circulaire agit uniquement sur l'écran E2 qui montre successivement les pages P7, P3, P4, P5 et P2, l'écran El montrant en continu la page P1 ; et - sur la figure 5B, la permutation circulaire engendre la présentation suc-cessive des pagés P1 , P7 et P3 sur l'écran E1 .
Il convient par ailleurs de noter que le système 1 conforme à l'in-vention n'est pas uniquement un simple système de visualisation d'infor-mations, mais représente plutôt un système interactif permettant des in-terrogations ou des recherches d'informations par l'équipage.
Ainsi, en ce qui concerne les caractéristiques du moteur présen-tées sur la page P2, le système 1 enregistre en temps réel des paramètres de fonctionnement susceptibles d'être restitués et visualisés sous forme de messages Ml, Mi (i É:tant un entier variable), notamment à la demande de l'équipage.
De plus, en cas de panne, il détermine des informations de panne L1, Li (identification du type de panne ou de l'élément en panne) suscep-tibles d'être également visualisées à la clemande de l'équipage.
La restitution de ces différentes informations Ml, Mi, L1, Li sup-pose que la page P2 soit affichée et qu'un pilote réalise des actionne-ments déterminés, comme représenté schématiquement sur la figure 6.
Ainsi, comme on peut le voir sur cette figure 6:
- pour passer de la visualisation d'un message Ml, Mi à celle d'une in-formation de panne L1, Li, et inversement, il convient d'actionner le bouton B5 ; et - pour faire défiler à l'écran successivement différents messages Ml, Mi (i variable) ou différentes informations de panne L1 , Li, il convient d'ac-tionner le bouton B6 ou le boutori B7, l'actionnement de l'un B6 desdits boutons B6 et B7 engendrarrt un défilement dans un sens, et l'actionnement de l'autre bouton 137 engendrant un défilement dans l'autre sens.
Grâce à ces différents actionrements, l'équipage peut prendre connaissance des différents messages formés et des différentes pannes identifiées.
De plus, pour bien mettre en évidence une panne ou un mauvais fonctionnement, on prévoit une symbologie spécifique, en une couleur déterminée, qui est visualisée à la place du paramètre en cause, par exemple un paramètre non détectable là cause de la panne) ou un para-mètre dont la valeur dépasse une valeur limite déterminée.
Par ailleurs, de façon générale, pour faciliter à l'équipage la com-préhension et la gestion des informations visualisées, chacun desdits écrans El à E3 est pourvu selon l'invention d'une pluralité de couleurs différentes, représentant respectivement - le fond - des échelles, des aiguilles d'indicateurs et des valeurs numériques - des premières limitations et des premières symbologies de pannes - des secondes limitations et des secondes symbologies de pannes - des unités ; et - le niveau de carburant de l'aéronef.
Par ailleurs, pour la présentation de paramètres importants, tels que la température extérieure ou la pression, on utilise un indicateur spé-cifique 15 représenté schématiquement sur la figure 7. Cet indicateur 15 comporte :
- un curseur 16 mobile - deux paires de deux plages 17 et 18 de couleurs différentes, par exemple jaune et rouge, de tailles variables, entre une taille maximale et une taille minimale, et illustrant à chaque fois des premières et se-condes limitations (supérieures et inférieures) dudit paramètre ;
- une indication de la valeur effective dudit paramètre (V1 à V5) ; et - un symbole 19 de couleur variable soulignant ladite indication.
Selon l'invention, tant que la valeur V1 du paramètre est comprise entre lesdites premières limitations supérieure et inférieure, le symbole 19 est absent et les paires de plages 17 et 18 présentent leur taille minimale.
Puis, pour une valeur variable dudit paramètre, croissante dans l'exemple représenté :
- lorsque la valeur V2 ou V3 dudit paramètre est comprise entre lesdites premières et secondes limitations (supérieures ou inférieures), le sym-bole 19 apparaît dans la couleur des plages 17 (relatives à ladite pre-mière limitation) ;
- lorsque la valeur V4 dudit paramètre atteint la seconde limitation, les plages 17 et 18 prennent leur taille maximale ; et finalement - lorsque ladite seconde limitation est dépassée, le symbole 19 prend la couleur de la plage 18 et la valeur V5 correspondante clignote. 5 - if applicable, a message indicating a fault detection during the flight ; and - where appropriate, a message indicating: overtaking detection limitations.
In addition, for security reasons, said visualization means view the said flight report only and automatically when the engine of the helicopter is stationary and its rotor main slows down.
Moreover, advantageously, said system records in parameters of the operation of at least one motor of the and, where appropriate, failure information, and means of selection are formed in such a way as to enable a pilot to the aircraft to visualize said operating parameters and said breakdown information.
Thus, the pilot can follow the evolution of the chosen parameters and he For example, it can perform useful or necessary checks, which it allows for effective monitoring of said engine (s).
Moreover, in the case of a breakdown, it can be done quickly fair and objective opinion on the seriousness and possible consequences of said failure.
In a particularly advantageous embodiment, said means of selection automatically select pages of informa-to be visualized, depending on the state of said aircraft, for example a state flight or a stationary state.
In addition, in a variant and / or in addition to the embodiment preceding, said selection means comprise means by a pilot and trained to enable the said pilot to select the information page to be displayed, which provides the pilot with a total control of the information visualized, which can realize the selection freely, for example according to conditions or phases flight or simply in case of need of special information.
In this case, advantageously, said actuatable means are trained to allow cyclical selection of at least some of said information pages. In addition, preferably, said visualization means comprise at least two screens to view information pages and only one of said screens is used for said cyclic selection, the other always displaying the same page of information, which therefore preferably includes important, even essential, information for surveillance.
In addition, to facilitate pilot understanding and management visualized information, advantageously:
said display means comprise at least one screen comprising a plurality of different colors, respectively representing is lying :
. the bottom ;
. scales, pointers and numerical values . first limitations and first fault symbologies . second limitations and second fault symbologies . units ; and . the fuel level of the aircraft - said colors are subject to an order of priority, to avoid color overlays on said screen to highlight the value of at least one parameter displayed, in relation to at least one limit value of said parameter, said visualization means visualize, in addition to said value, at least a characteristic sign whose color and / or shape varies according to value, in relation to the limit value; and or said display means comprise at least one screen comprising an active liquid crystal matrix.
Furthermore, the system according to the invention comprises at least one, but preferably a plurality of replaceable modules, which allows to quickly repair a possible failure of this system, in simply replacing the module that is causing this failure.
In addition, advantageously, said system is realized, at least in part, in the form of a dual architecture. In particular, the said means acquisition and processing preferably comprise at least two different acquisition and processing chains and said means of at least two associated screens respectively to said acquisition and processing chains.
Thus, thanks to this dual architecture of the system according to the invention, the safety of the latter is considerably increased, in case of failure of a part of that system (for example from a first screen), the said system may continue to operate by means of the corresponding not broken (ie the second screen in the example considered).
In addition, according to the invention, said system is formed so as to ability to acquire data through at least one single acquisition channel, said acquisition path being split inside said system for transmission of said data to duplicate portions of said dual tecture.
This makes it possible in particular to reduce the number of connectors, of protections and acquisition interfaces, and therefore the mass and the cost of the system, without diminishing its security.
The figures of the annexed drawing will make clear how the invention can be realized. In these figures, identical references designate similar elements.
Figure 1 is the block diagram of a surveillance system according to the invention.
FIGS. 2A to 5C show various pages of information sualised, depending on the state of said surveillance system.
Figure 6 schematically illustrates a presentation automaton messages.
Figure 7 illustrates an indicator of the value of a parameter, for different values of said parameter.
The system 1 according to the invention and represented diagrammatically Figure 1 is intended to enable a pilot to monitor the operation of an aircraft, in this case a helicopter not sented.
Said system 1 is of the type comprising means 2 and 3 for acquiring and processing data, capable of able to provide information on the functioning of that ronef; and visualization means 4 and 5 capable of visualizing at least information provided by said means 2 and 3 acquisition and processing, with a view to presenting them to at least one pilot of that ronef.
According to the invention, said means 2 and 3 for acquiring and processing centralize data relating to the helicopter and group them together pent, if necessary after treatment, on pages of information, as will be seen in more detail below, and said system 1 comprises in addition, selection means B3 for selecting, from among said pa-information, at least one page of information intended to be followed by said display means 4 and 5.
Thus, thanks to the centralization of data and the possibility of select the pages viewed and airisi to increase the mass of information may be supplied to the pilot (s), the system 1 complies the invention allows a global and very effective monitoring of the operation of the helicopter.
In addition, according to the invention, said monitoring system 1 comprises carries a main system 1 A and an auxiliary system 1 B, specified below.
after, said auxiliary system 1 B being generally provided in the case a twin-engine helicopter.
The main 1 A system has a dual structure take :
a first channel 2A for acquiring and processing data, which are connected, by a link 6, the first visualization elements 4A; and a second chain 2B of acquisitiori and of data processing, to which are connected, by a link 7, second display elements 4B.
Note that in the case of a twin-engine aircraft, said chains 2A and 2B are associated respectively with the two engines of said aircraft.
For this purpose, the chain 2A receives data relating to a first said engines, particularly a device for monitoring said engine of the "FADEC" type, as generally represented by a link 8.
It is the same for the chain 2B vis-à-vis the second of said motors, as generally represented by a link 10.
These data each include, for example, the values respectively the speed of rotation of the engine gas generator 5 (Ng), the gas ejection temperature at the free turbine inlet (T4) and the torque of the main gearbox.
In addition, said channels 2A and 2B receive identical data.
as illustrated by a link 9 split at a point D, and no-also the values of the bending moment of the main rotor shaft, 10 the amount and pressure of the fuel, the pressure and the temperature engine oil and main gearbox, but also the values Ng and T4 or pairs of analog values for redundant the entry of "FADEC", or the speed of advance helicopter.
According to the invention, said point D can be integrated into the equipment to reduce, in particular, the number of E: connectors, against lightning and acquisition interfaces, without reducing the overall security of the system 1.
In addition, said system 1 A is formed of replaceable modules not shown and particularly including the chains 2A and 2B. So, in case of failure of one of said chains 2A and 2B, it suffices to replace the corresponding module, which guarantees rapid and inexpensive repair because it is not necessary to touch the entire system 1.
Moreover, and given the redundancies implemented, the seems essential parameters is still available after the failure of a chain so that the flight can be performed with a single module operational. It is, then, a situation called flight under conditions "Minimum Minimum Equipment List" or MMEL.
Moreover, concerning the auxiliary system 1 B, the means 3 of acquisition and processing which are connected by a link 11 to viewing means 5 receive data via a link 12 and in particular the values of the quantity, pressure and fuel flow.
As indicated above, said means 2 and 3 form pages of information that can be viewed.
According to the invention, the means 2 form at least a page P1 relating to a first limitation indicator (IPL) represented characteristic of limiting parameters of at least one engine said aircraft;
- a page P2 relating to information on characteristics of at least one engine of said aircraft, said P2 page being presented more in detail below with reference to Figure 6;
- a page P3 relating to information on electrical characteristics said aircraft;
- a page P4 relating to information on a health check from at least one engine of said aircraft;
a page P5 indicating the performance of the aircraft vis-à-vis the mass ; and a page P6 relating to a flight report of at least the last flight of said aircraft; as well as eventually an unrepresented page providing the performances, according to the weight and centering of the helicopter (calculation of the center position calculated automatically: taking into account the fulfillment different tanks, thanks to the corresponding sensors or sling load, also measured continuously.
As non-limiting examples, the following are the various types of information that can be contained on pages P1 to P4 and P6.
The page P1 contains for example - information related to the limitations of the helicopter engine (s) and grouped on a global indicator. These limitations are generally typically on three parameters: the regime of the gas generator (Ng), the engine torque (Cm) and the exhaust gas temperature at the inlet of free turbine (T4), which are calculated by the means 2 and are grouped on an indicator of prior known type limitation (IPL function obtained from these parameters) - the outside temperature; and - information related to the fuel system of the helicopter; so than - potential messages to the crew members, in particular particular messages indicating, where appropriate, a failure of means 2A or 2B or a disserriblance between information issued respectively by these means 2A and 2B.
In a particular embodiment, a single message may be visualized, and we define an order of priority between the different messages to view. This particular embodiment can also be implemented works for pages P2 and P3. Such an embodiment makes it possible particular, to warn the crew of abnormal events occurring on parameters monitored, but not viewed.
In addition, the page P2 contains, for example primary motor parameters, such as the parameters Ng, Cm and T4, in the form of separate indicators - the outside temperature;
- information related to the fuel system of the aircraft; and - possible messages, such as the failure of the aforementioned IPL function.
As for the page P3, it can coritenir in particular secondary control parameters of the motor or motors, such as the pressure and temperature of the oil;
- parameters related to the power generation system of the aircraft nave;
- the fuel flow; and eventually - messages.
In addition, the page P4 can display either a first page indi-setting out the conditions to be met in order to carry out a health check of a engine, and allowing the crew of the aircraft to follow the evolution of the check, a second page indicating the results of such a check, as well as the parameters used for this purpose.
As for the flight report presented on page P6, he carries at least some of the following information - the flight number - the duration of the flight;
- the number of cycles of the engine (s) - the total number of cycles of the engine (s) the number of cycles of the free turbine;
- the total number of cycles of the free turbine - if applicable, a message indicating a failure detection during the flight ; and - if applicable, a message indicating an overtaking detection limitations.
In addition, in normal operation of the system 1, the means 5 display a page 7 which includes, as illustrated schematically on Figure 2A:
- on a first half page P7A, tips and warnings and - on a second half-page P7B, information concerning the such as quantity, pressure and flow, the remaining flight time both in the current flight conditions.
As can be seen in particular in Figure 2A, the system 1A has screens E1 and E2 and the system 1B a screen E3. These screens E1 to E3 are each preferably provided with an active matrix at liquid crystal. Such a matrix is: particularly suitable for presentation of information relating to the present invention and offers in particular the possibilities of evolution of the symbology, as a choice of units used, an adaptation of symbols or a modification of ladders.
Therefore, one can visualize on the screens El to E3 with maximum three of said pages P1 to P7 simultaneously, via of the system 1 according to the invention.
It is therefore necessary to select the pages to be viewed, which may be replaced by other pages during the flight, as below.
According to the invention, this selection can be carried out simultaneously - automatically, by irregulated means in said system 1, depending on the condition of the aircraft (flight / stop), as ra below with reference to Figures 2A, 3A, 4A and 5A; and - manually by the pilot, via an actionable means, preferably a button B3, as specified below with reference in FIGS. 2B, 3B, 4B and 5B, forcing needs or messages provided, as defined previously.
Moreover, as can be seen in particular in FIGS. 2A and 3A, the means 4 comprise:
- buttons B1 and B2 to control the power on or off respectively El and E2 screens - B3 button for manual selection of pages P1 to P7 to visualize;
a button B4 to return to the initial viewing state, during a flight ;
buttons B5 to B8 for selecting, modifying and validating a field of data ; and - Buttons B9 and B10 to change the brightness, respectively in both directions, screens E1 and E2.
As for the moyeris 5, they include a button B11 for controlling the switching on or off of the screen E3 - a B12 button to select optional features a button B13 for selecting a data field; and buttons B14 and B15 to modify the brightness of the screen E3.
According to the invention, in normal operation, the system 1 visually read on said screens E1 to E3 respectivE: the pages P1, P3 and P7 pre-quoted and having the essential characteristics.
In addition, at the end of a flight, said system 1 selects and displays automatically page P6, that is to say the flight report. This is shown in FIGS. 2A, 3A, 4B and 5A, where the arrow 13 illustrates each time such an automatic selection (read.
However, according to the invention, the presentation of the report of flight is implemented only when lei, s) engine (s) of said helicopter is when stopped and its main rotor slows down. This is intended to avoid the pre-flight report (and therefore the use of a screen) in the case of an autorotation where the rotor rotates while the engine is stopped, since in this case the pilot needs many flight parameters and so of all the screens, to control this often critical situation.
In a particularly advantageous embodiment, the system tem 1 according to the invention is likely to present the last n reports of theft (n being an integer, for example 32), which allows the pilot to draw up, at one and the same time, several flight reports, for example in the form of a daily report.
In addition, FIGS. 2B, 3B, 4B and 5B illustrate a manual selection according to the invention in corresponding flight situations respectively to those of Figures 2A, 3A, 4A and 5A.
More precisely, it will be noted that:
FIGS. 2A and 2B relate to the general case where the system 1 functions normally;
FIGS. 3A and 3B relate to the silution where one of the means 4A or 4B (or one of the associated means 2A or 2B) has failed, in this case the E2 screen. Only two channels 2A, 4A and 1B acquisition, processing and visualization are then available;
FIGS. 4A and 4B relate to the situation where the means 5 and / or the means 3 are down. Similarly here, only two chains (both 1A system strings are available; and FIGS. 5A, 5B and 5C illustrate the situation where a single chain is available, namely that relating to the screen El for FIGS. 5A and 5B
and that relating to the screen E3 for FIG. 5C (said screen E3 showing page P7 in this case).
According to the invention, the pilot performs said manual selection in ac-button B3, such action being represented by an arrow 14.
As can be seen in FIGS. 2B, 3B, 4B and 5B, this series The selection is of the cyclical type and therefore corresponds to a circular permutation.
since, after a certain number of highlight successively the various functionalities, one recalls find the initial situation.
More specifically, in the situations represented respectively is lying :
in FIG. 2B, the circular permutation only acts on the screen E2 which successively displays pages P: 3, P4, P5 and P2;
in FIG. 3B, the circular permutation acts successively on the visualization of the screens E1 and E3 which successively show the pages P1 and P7, P1 and P3, P5 and P7, P2 and P7. The relation between the systems 1 A and 1 B to implement this reciprocal action is illustrated by an arrow F in Figure 1. It should be noted more that the last two presentations P5 and P7, P2 and P7 are only self-when the aircraft is on the ground;
in FIG. 4B, the circular permutation only acts on the screen E2 which successively shows the pages P7, P3, P4, P5 and P2, the screen El showing continuously page P1; and in FIG. 5B, the circular permutation generates the successful presentation pause pagers P1, P7 and P3 on the screen E1.
It should also be noted that the system 1 complies with the vention is not just a simple information visualization system mations, but rather represents an interactive system interrogations or searches for information by the crew.
Thus, with regard to the characteristics of the engine On page P2, system 1 records real-time parameters which can be returned and visualized in the form of messages Ml, Mi (i: a variable integer), especially on demand of the crew.
In addition, in case of failure, it determines fault information L1, Li (identification of the type of fault or faulty element) likely to can also be viewed at the request of the crew.
The restitution of these different information Ml, Mi, L1, Li sup-ask that page P2 be displayed and that a pilot carry out determined, as shown schematically in Figure 6.
Thus, as can be seen in this figure 6:
to switch from the display of a message Ml, Mi to that of an in-failure formation L1, Li, and conversely, it is necessary to actuate the button B5; and - to scroll successively on the screen different messages Ml, Mi (i variable) or different fault information L1, Li, it is necessary to ac-button B6 or boutori B7, the actuation of a B6 said buttons B6 and B7 generate a scroll in one direction, and the actuation of the other button 137 generating a scroll in the other way.
Thanks to these different actions, the crew can take knowledge of the various messages formed and the various failures identified.
In addition, to highlight a breakdown or a bad functioning, a specific symbology is provided, in one color determined, which is displayed instead of the parameter in question, by example, an undetectable parameter because of the failure) or a para-meter whose value exceeds a specified limit value.
In addition, in general, to make it easier for the crew to grasping and managing the information visualized, each of said screens E1 to E3 is provided according to the invention with a plurality of colors different, respectively - the bottom - scales, indicator hands and numerical values first limitations and first fault symbologies second limitations and second fault symbologies - units ; and - the fuel level of the aircraft.
Moreover, for the presentation of important parameters, such as outside temperature or pressure, a special indicator is used.
Figure 15 diagrammatically shown in Figure 7. This indicator 15 has:
a movable cursor 16 two pairs of two beaches 17 and 18 of different colors, for yellow and red example, of variable sizes, between a maximum size and a minimum size, and each time illustrating first and second limits (upper and lower) of said parameter;
an indication of the effective value of said parameter (V1 to V5); and a symbol 19 of variable color underlining said indication.
According to the invention, as long as the value V1 of the parameter is included between said first upper and lower limits, the symbol 19 is absent and the pairs of tracks 17 and 18 have their minimum size.
Then, for a variable value of said parameter, increasing in the example represent :
when the value V2 or V3 of said parameter is between said first and second limitations (higher or lower), the sym-19 appears in the color of the ranges 17 (relating to said first first limitation);
when the value V4 of said parameter reaches the second limitation, the ranges 17 and 18 take their maximum size; and finally when said second limitation is exceeded, the symbol 19 takes the color of the range 18 and the corresponding value V5 flashes.
Claims (22)
LES RÉALISATIONS DE L'INVENTION AU SUJET DESQUELLES UN DROIT EXCLUSIF DE
PROPRIÉTÉ OU
DE PRIVILEGE EST REVENDIQUÉ, SONT DÉFINIES COMME SUIT : ACHIEVEMENTS OF THE INVENTION ABOUT WHICH AN EXCLUSIVE RIGHT TO
PROPERTY OR
OF PRIVILEGE IS REPRESENTED, ARE AS DEFINED AS FOLLOWS:
- des moyens (2,3) d'acquisition et de traitement de données, susceptibles de fournir des informations qui sont relatives au fonctionnement dudit aéronef et qui sont regroupées sur des pages d'informations ;
- des moyens de visualisation (4,5) susceptibles de visualiser au moins des informations fournies par lesdits moyens (2,3) d'acquisition et de traitement, en vue de leur présentation à au moins un pilote dudit aéronef ; et - des moyens de sélection (B3) pour sélectionner, parmi lesdites pages d'informations, au moins une page d'informations destinée à être visualisée par lesdits moyens de visualisation (4,5), caractérisé en ce que lesdits moyens (2,3) d'acquisition et de traitement centralisent des données relatives audit aéronef et les regroupent, le cas échéant après traitement, sur lesdites pages d'informations, en ce que lesdits moyens (2,3) d'acquisition et de traitement forment au moins une page d'informations (P6) comportant un compte-rendu de vol d'au moins le dernier vol dudit aéronef, et en ce que lesdits moyens de sélection sélectionnent automatiquement, à la fin d'un vol dudit aéronef, ledit compte-rendu de vol qui est alors visualisé
automatiquement par lesdits moyens de visualisation (4,5). 1. System for monitoring the operation of an aircraft, in particular a helicopter, said system (1) comprising:
means (2, 3) for acquiring and processing data, capable of to provide information relating to the operation of the aircraft and which are grouped together information pages;
viewing means (4, 5) capable of displaying at least information provided by said acquisition and processing means (2,3), with a view to presentation to at least one pilot of said aircraft; and selection means (B3) for selecting from among said pages information, at least an information page intended to be displayed by said means of visualization (4,5), characterized in that said acquisition and processing means (2,3) centralize data relating to the said aircraft and group them together, where appropriate after on the said pages information, in that said means (2,3) for acquisition and processing form at least one information page (P6) containing a flight report of at least the last flight of the said aircraft, and in that said selection means selects automatically, at the end of a flight said aircraft, said flight report which is then visualized automatically by said means visualization (4,5).
visualiser concernent au moins les valeurs d'au moins certains des paramètres suivants dudit hélicoptère : la température et la pression de la boîte de transmission principale, des caractéristiques électriques, la pression hydraulique, le moment de flexion de l'arbre du rotor principal, la quantité
et la pression du carburant et la vitesse d'avance maximale de l'hélicoptère. 3. System according to one of claims 1 and 2, characterized in that, in the case of a helicopter, the information to be visualize concern at least the values of at least some of the following parameters of said helicopter: the temperature and the pressure of the main gearbox, characteristics electric, pressure hydraulic, the bending moment of the main rotor shaft, the amount and the pressure of the fuel and the maximum speed of advance of the helicopter.
d'au moins un moteur dudit aéronef. 7. System according to any one of claims 1 to 6, characterized in that said acquisition and processing means (2,3) form a page information (P4) containing at least information on a health check at least one engine of said aircraft.
- la durée du vol ;
- le nombre de cycles du ou des moteurs ;
- le nombre total de cycles du ou des moteurs ;
- le nombre de cycles de la turbine libre ;
- le nombre total de cycles de la turbine libre ;
- le cas échéant, un message indiquant une détection de panne pendant le vol ;
et - le cas échéant, un message indiquant une détection de dépassements de limitations. 8. System according to any one of claims 1 to 7, characterized in that said flight report includes at least some informations following - the flight number ;
- the duration of the flight;
- the number of cycles of the motor (s);
- the total number of cycles of the motor (s);
the number of cycles of the free turbine;
the total number of cycles of the free turbine;
- if applicable, a message indicating a fault detection during the flight;
and - where appropriate, a message indicating a detection of overruns limitations.
l'arrêt et que son rotor principal ralentit. 9. System according to any one of claims 1 to 8, characterized in that, in the case of a helicopter, said means of visualization (4, 5) visualize said flight report only and automatically when: the engine said helicopter is at stop and its main rotor slows down.
P7). 13. System according to claim 12, characterized in that said actuatable means (B3) are shaped to allow a cyclic selection of at least some of said information pages (P1 to P7).
- des échelles, des aiguilles d'indicateurs et des valeurs numériques ;
- des premières limitations et des premières symbologies de pannes ;
- des secondes limitations et des secondes symbologies de pannes ;
- des unités; et - le niveau de carburant de l'aéronef. 15. System according to any one of claims 1 to 14, characterized in that said display means (4, 5) comprise at least least one screen (E1, E2, E3) comprising a plurality of different colors, representing respectively - the bottom ;
- scales, indicator hands and numerical values;
first limitations and first fault symbologies;
second limitations and second fault symbologies;
- units; and - the fuel level of the aircraft.
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